Uçak ve Uzay Mühendisliği Lisansüstü Programı - Yüksek Lisans

Bu koleksiyon için kalıcı URI

Gözat

Son Başvurular

Şimdi gösteriliyor 1 - 5 / 306
  • Öge
    Kabuk yapıların sonlu elemanlar yöntemi kullanılarak yapısal olarak incelenmesi
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 2020-07) Kıyık, Hasan ; Kaya, Metin Orhan ; 637347 ; Uçak Mühendisliği Bilim Dalı
    Bu yüksek lisans tezinin amacı katlanmış plakalar yardımıyla kabuk yapıların plaka teorileri ile sonlu elemanlar yöntemi uygulanarak serbest titreşim değerlerinin hesaplanıp elde edilen sonuçların literatürde elde edilen veriler ve NASTRAN paket programı ile kıyaslanarak kabuk yapıların en iyi hangi yöntemle modellenip çözüleceği konusunda bize yol göstermesidir. Serbest titreşim değerlerinin yapılan analizler ile literatürde elde edilen değerler ve NASTRAN paket programı kadar iyi yakınsadığı görülmüştür. Dolayısıyla kabuk yapıların katlanmış plakalar yardımıyla modellenip plaka teorileri ile değerlendirilebildiği gösterilmiştir. Kabuk yapıları modellenirken farklı plaka teorileri ile analiz edilmiş olup serbest titreşim değerlerinin iyi sonuçlar verdiği belirlenmiştir. Yapılan çalışmada çok sayıda farklı plaka teorileri ve uygulama yöntemleri ile Mathematica programı yardımıyla bilgisayar kodu yazılmıştır. Matematiksel modelleme gerçek dünyada karşılaşılan bir sorunun matematiksel olarak gerçeğe en yakın şekilde modellenip bu sorunu çözmek için matematiğin kullanılması sürecidir. Dolayısıyla doğru bir sonuç alınabilmesi için problemin gerçek dünyadaki özelliklerinin iyi bir şekilde belirlenip modelin sınırlamalarının ve özelliklerinin modele doğru bir şekilde yansıtılması gerekmektedir. Başlangıçta düz olan plaka enine yüklere karşı koymak için kesme kuvvetleri, eğilme ve burulma momentleri üretir. Yükler genelde her iki yönde de taşındığı ve izotropik plakalardaki burulma rijitliği oldukça önemli olduğundan, bir plaka karşılaştırılabilir uzunluk ve kalınlıktaki bir kirişe göre daha serttir. Plaka yapıları hafif olması, yüksek yük taşıma kapasitesi ve ekonomik olması nedeniyle tercih edilir bir yapı konumundadır. Plaka yapıları kullanılarak elde edilen katlamalı yapılar ve kabuklar üç boyutlu olarak düşünülüp ince ve kalın yapılar oluşturularak yapısal analizleri yapılmıştır. Bu tezde Kirchhoff ve Reissner-Mindlin plaka teorileri kullanılarak elde edilen yapıların sonlu elemanlar yöntemi ile serbest titreşim analizleri yapılmış olup ince kabuk yapıları için Kirchhoff plaka yöntemi ve Reissner-Mindlin plaka yöntemi, kalın kabuk yapıları için ise Reissner-Mindlin plaka yöntemi kullanılmıştır.
  • Öge
    Hafif saldırı uçağı için burun iniş takımı yapısal tasarımı ve analizi
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 2020) Türkmen, Hamdi ; Özkol, İbrahim ; 632978 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği Anabilim Dalı
    Bu tez çalışmasında, yerli ve milli imkânlarla geliştirilmiş olan hafif saldırı uçağı Hürkuş-C için burun iniş takımı yapısal tasarımı ve analizi gerçekleştirilmiştir. Burun iniş takımı tasarımı ve analizi sürecinde Hürkuş-C uçağının parametrik verileri temel alınmıştır ve her türlü hesaplamalar ve bu hesaplamalar sonucunda ortaya çıkan ölçülerin modellenmesi gibi işlemler bu parametrik verilerin kullanılması sonucunda gerçekleştirilmiştir. İniş takımları temel olarak bir uçağın inişi sırasında maruz kaldığı dinamik ve statik yüklemeleri sönümleme ve uçak yerdeykende taksi hareketini sağlamaya yarayan ana uçak bileşenlerinden birisidir. İniş takımı tasarımı sırasında yapısal, aerodinamik, hidrolik, elektrik ve elektronik gibi birçok mühendislik disiplinleri gözönünde bulundurulur. Bundan dolayıdır ki bir iniş takımının tasarımı ve imalatı bir uçağın en karmaşık süreçlerinden birisidir. Aynı zamanda iniş takımlarının uçak içerisine alınıp alınmaması durumu uçak üzerinde ciddi aerodinamik etkiler oluşturur. Bu durumda uçağın performansını ve yakıt tüketimini doğrudan etkileyecektir. İniş takımı tasarımı sürecinde uçağın iniş yapacağı pistin özellikleride iniş takımı tasarımını doğrudan etkilemektedir. Hürkuş-C uçağı en zor şartlarda iniş yapması beklendiği için iniş takımı tasarımı sürecinde en zorlu pist özellikleri gözönünde bulundurulmuştur. Tez kapsamında ilk olarak geniş bir literatür araştırması gerçekleştirilmiştir. Bu araştırma sonucunda iniş takımını oluşturan alt bileşenler hakkında bilgiler verilmiştir. Aynı zamanda iniş takımının konfigürasyonu ve uçak üzerindeki yerleşimi hakkında da bilgiler verilmiştir. İniş takımlarının yerleşimi sırasında uçak ağırlık merkezi ve uçak kütlesi gibi girdi değerler için Hürkuş-B uçağının değerleri temel alınmıştır ve bu değerler Hürkuş-B uçağının yayınlanan tip sertifikasından çekilmiştir. Tez çalışmasının bir sonraki adımında ise hakkında bilgi verilen iniş takımı alt bileşenlerinin boyutsal hesaplamaları gerçekleştirilmiştir. Bu hesaplamalarda kullanılan formüller literatür araştırması sonucunda bulunan formüllerdir. Boyutsal hesaplamalar yapılırken uçağın kütle, ağırlık merkezi konumu, iniş takımının uçağa oturma açısı, pist sürtünme katsayısı, uçak dalış hızı, dinamik yük katsayısı ve ortalama veter uzunluğu gibi parametreler kullanılmıştır. Hesaplamalar sonucunda burun iniş takımında kullanılmak üzere lastik, tekerlek, aks, iniş takımı çatalı, iniş takımı dikmesi, sönümleme dikmesi, kontrol valfi ve kontrol valfi kangal yay boyutları belirlenmiştir. Çalışmanın bir sonraki kısmında hesaplamalar sonucunda boyutları ortaya çıkan iniş takımının alt sistemlerinin üç boyutlu modellenmesi işlemi gerçekleştirildi. Her bir alt sistem modellendikten sonra bu alt sistemlerin montajı gerçekleştirilerek bir araya getirildi. Bu işlemler üç boyutlu modelleme programı olan CATIA V5R19 programı kullanılarak gerçekleştirildi.
  • Öge
    Pico satellite attitude and attitude rate estimation using kalman filtering
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 2020) Saka Yıldız, Yeliz ; Hacızade, Cengiz ; 633208 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği
    One of the most commonly encountered critical problems in spacecraft navigation is the computational burden during attitude determination. Another problem can be defined as a faulty or malfunctioning onboard sensor during the space mission. When it comes to small satellites that are not designed to carry high-performance computers to the space, difficulties in efficient data processing and computation may arise which could be resolved via ground stations. The information processed on Earth are then transmitted to the spacecraft to achieve satisfactory control over the vehicle. However, in the case of a malfunctioning receiver, it is highly crucial to compensate it for the sake of the mission. In this work, static attitude determination methods were investigated to alleviate the computation burden. For this purpose, two approaches which use the data obtained from magnetometer and sun sensor were presented to estimate the attitude angles and angular velocities. Additionally, covariance analyses were conducted for the corresponding methods. Since, these vector-based methods have low accuracy while ensuring fast computation, they were implemented into one of the most common attitude determination methods, Extended Kalman Filter (EKF). The attitude angle, angular velocity estimations and their covariances were obtained by TRIAD and ARES approaches, and the outputs were employed in the EKF as measurement model. By doing so, the applied non-traditional approach of EKF was linearized in terms of the measurement models. The results of EKF and non-traditional EKF were compared and presented. The traditional EKF approach was succeed more accurate results than the non-traditional EKF. Furthermore, a Robust Extended Kalman Filter (REKF) technique was introduced in case of a existing faulty sensor within the system. This method includes the detection and isolation of the failures in sensors. In this way, it is possible determine which sensors are malfunctioning. Regarding the working principle of the algorithm, in a presence of a fault in the measurement sensors, the EKF behaves as REKF, otherwise it proceeds normally. As a result, the attitude angles and the angular velocities used to achieve attitude determination were simulated autonomously with presence of a fault and satisfying results are obtained. Simulation results showed that if a perpetual fault was defined to the system, it led to accumulation and the algorithm was not found to be robust enough to eliminate it. However, if the fault was given within a certain time interval, then the REKF scheme was found to be working successfully with an acceptable accuracy. As future work, the aim is to extend this study by diagnosing the fault and achieving its recovery.
  • Öge
    İniş takımlarında kullanılan amortisörlerin matematiksel modellemesi ve analizi
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 2020) Köroğlu, Süleyman Murat ; Özkol, İbrahim ; 630313 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği
    İnsanların evvelden beridir doğadan ilham alması ve yaşamlarını kolaylaştıran ürünleri ortaya koymaları alışıldık bir durumdur. İniş takımları da bu evrim sürecinden geçmiş ve günümüzde hala evrimine devam etmekte olan, insanların konforlarını ve yaşamlarını kolaylaştıran sistemler arasında bulunmaktadır. Uçakların ilk kullanılmaya başlandığı yıllarda, iniş takımı olarak herhangi bir şey kullanmayan tasarımcılar sadece uçmayı hedeflemişlerdir. Daha sonralardan kalkışını tamamlamış bir uçağın inişini sağ salim gerçekleştirmesi için bir sisteme ihtiyaç duyulmuştur. Uçmaya kuşları gözlemleyerek heves eden insanoğlu bir iniş sistemi tasarımı için de kuşları izlemeye koyulmuştur. Bu süreç içerisinde bir çok tasarım hatası yapan mühendisler her seferinde en iyisi için bıkmadan usanmadan çalışmaya devam etmiştir. Günümüzde iniş takımları üzerine çalışan mühendisler, sistemin en iyilemesi için her geçen gün farklı metotlar uygulamaktadırlar. Bu tezde anlatılacak olan bölümler şu şekildedir; Giriş, İniş Takımları Tarihsel Süreci ve Parçaları, Literatür Araştırması, Dinamik Denklemler, Amortisörün Matematiiksel ve Simulink Modellemesi, Sonuçlar, Karşılaştırma ve Geliştirmeler olmak üzere altı bölümden oluşmaktadır. Giriş kısmında iniş takımlarının kullanım amacı olan iniş fazları hakkında genel bilgi verilmiştir. İniş mesafesinin hesaplanması, iniş sırasında uçağın içinde bulunduğu fazlar, iniş yüzeyinin durumu ve durma süresi olarak bölüm alt başlıklara ayrılabilir. Bu içeriğin tezde bulunmasının başlıca sebebi bir iniş takımı tasarım sürecinde sistemin ne için tasarlanması gerektiği bilincinin oluşturulmasıdır. İkinci bölümde iniş takımlarının tarihsel süreci ve parçaları anlatılmıştır. Burada iniş takımlarının kullanım fonksiyonları, ilk kullanımından başlanarak iniş sisteminin gelişim süreci, konfigürasyon tercih süreci, sistemin katlanma mekanizması, sistemin uçak üzerinde konumlandırılması ve parçaları ayrıntılı bir biçimde sunulmuştur. Ayrıca hangi sistemde hangi iniş takımı seçilmeli, neye göre tercih yapılmalı, artıları ve eksileri de anlatılmıştır. Bir sonraki bölümde iniş takımı ve amortisörler hakkında yapılan Türkiye ve Dünya genelindeki araştırmalar incelenmiştir. Dünya üzerinde iniş takımları ve amortisörler üzerine yapılan çalışmların Türkiye'ye kıyasla daha fazla olduğu ve Türkiye'den daha erken başladığı dikkat çekmektedir. İniş takımları üzerine çalışan ülkelere bakılacak olursa İngiltere ve Kanada ön plana çıkmaktadır. Ancak iniş takımı üretimi ve tasarımı üzerine çalışan bilindik firmalar Fransa, Almanya ve Amerika kökenli oldukları görülmektedir. Yani bu süreç içerisinde öğrenilen en değerli bilgilerden bir tanesi, ne kadar akademik çalışma yapılırsa yapılsın bu çalışmanın sonucu sanayide ve üretimde nihayete erdirilmezse teoride kalmaya mahkum olacağıdır. Bu yüzden ülkemizde yapılacak olan çalışmaların bu doğrultuda gitmesi, devletimizin selameti için elzem bir durumdur. Araştırmalara geri dönülürse eğer, bu süreç içerisinde sistemin matematiksel modeline sahip bazı çalışmalar özellikle incelenmiş ve başlangıç tasarımı için bir amortisörün en basit matematiksel modelinin kullanımı için ekstra hesaplamalar yapılmıştır. Ayrıca amortisörler üzerine yapılan araştırmaların, genel olarak Aerodinamik Modelleme üzerine olduğu gözlemlenmiştir. İniş takımı amortisörü tasarım sürecinin ilk aşamasının daha hızlı gerçekleştirilmesi için sistem modellemesi ve kaba taslak bir analiz toolu oluşturulmasına yönelik bir çalışma yapılmıştır. Dördüncü bölümde sistemin matematiksel modellemesinin tabanını oluşturan ve fiziksel dünyayı matematiksel dünyaya birleştiren dinamik denklemlerinin hangi yaklaşımlarla oluşturulabileceği tartışılmıştır. Burada birbirinden ünlü fizikçi ve matematikçiler olan Newton, Lagrange, Hamilton üçlüsünün dinamik sistemler üzerine yaptığı matematiksel modelleme yaklaşımları sunulmuş ve bunların birbirleri arasında güçlü ve zayıf yanları da bölüm içerisinde tartışılmıştır. Beşinci bölümün ilk kısmında amortisör sistemin matematiksel modellemesi üzerinde durulmuş ve sisteme Newton ve Lagrange yaklaşımı uygulanmıştır. Hamilton yaklaşımının uygulanmamasının sebebi ise Lagrange yaklaşımı ile benzerliğe sahip olmasıdır. Amortisörün sönümleme ve serbest kalma sırasında silindirler içerisinde bulunan azot ve hidrolik sıvılarının hareketleri ve menfezlerden geçişleri incelenmiş ve gerekli matematiksel modelleri oluşturulmuştur. Ayrıca sistemin başlangıçta sahip olduğu stroke değerinin sönümleme üzerindeki etkisi de ayrıca matematiksel olarak incelenmiştir. Sistemin sahip olduğu iç ve dış silindirlerin duvarlarında bulanan basınçlar modellenmiş, ayrıca bu hareketler sırasında oluşan sürtünme kuvveti de deneysel verilerden yararlanarak modele entegre edilmiştir. Beşinci bölümün ikinci kısmında ise sistemin Simulink Modeli oluşturulmuştur. Bu kısımda, ilk olarak sabit bir menfeze sahip amortisörün sönümlemesinin modellemesi yapılmış ve üzerine poppet valf etkisi eklendiğinde modelde olan değişikler gözlemlenmiştir. Ayrıca eklenen poppet valfin rake açılı durumu da incelenmiştir. Son olarak sisteme eklenen seviye ölçüm pimi (metering pin)'in de rake açılı modeli oluşturulmuştur. Burada oluşturulan dört farklı modelin aslında tek bir modelden oluşturulduğu belirtilmiştir. Sistemin doğruluğunun değerlendirmesi altıncı bölümde yapışmıştır. Altıncı bölümde bir önceki bölümde oluşturulan dört farklı Simulink Modeli'nin sonuçları verilmişitr. Oluşturulan modelde lastik deformasyonu lineer kabul edilmiş, menfez boşalma değeri sabit kabul edilmiş, menfez için başlangıç durumu doğası gereği ve görülmesi istenildiğinden dolayı sabit kabul edilmiştir. Bunun dışında sistemin analiz gerçekleştirilirken çözücü olarak MATLAB/SİMULİNK üzerinde ODE45 çözücüsü kullanılmıştır. Simulasyon süresi 30 saniye olarak belirlenmiş ve çözücünün toleransı 〖10〗^(-3) iterasyon sayısı da 〖2.10〗^5 şeklinde belirlenmiştir. Ancak bundan önce oluşturulan modelin doğruluğunun gösterilmesi için yapılan deneysel bir çalışmanın verileri kullanılmıştır. Burada sabit büyüklükte menfez alanına sahip olan bir iniş takımının düşürme testleri sırasında alınan strok değerleri ve sistemin üzerine binen hidrolik, pnömatik ve toplam değerler, Simulink ortamında oluşturulan sabit menfezli ilk modelin sonuçları ile karşılaştırılmıştır. Model doğruluğunun teyiti için kullanılan iniş takımı hafif taaruz askeri eğitim uçağında kullanılması planlı bir sistemdir. Sistemin sahip olduğu özellikler ilgili bölümde belirtilmiştir. Yapılan analizler sonucunda sistemin deneysel verilerle örtüştüğü gözlemlenmiştir. Bunun üzerine sabit menfezli sisteme ek olarak poppet valf sistemi eklenmiş ve tekrar analizler yapılmıştır. Bu şekilde sisteme rake açılı poppet valf ve rake açılı seviye ölçüm pimi de eklenmiş ve analizleri yapılmıştır. Karşılaştırma kısmında ise oluşturulan Simulink Modelleri'nin birbirleri arasında taşıdıkları toplam yükler karşılaştırılmıştır. Bu süreç içerisinde oluşturulan modeller arasında yolcu konforu açısından en iyisinin rake açılı seviye ölçüm pimli model olduğu gözlemlenmiştir. Darbe sönüm süresi içerisinde bir kez overshoot olduğu ve sistem sönümleme esnasında strok değerinin sabit tutulmasıyla iniş takımı dikmesinin ivmesinin sıfıra yakın tutulduğu bu modelde gösterilmiştir. Sonuçlar kısmında yukarıda verilen durumun iniş takımları üzerine etkisi değerlendirilmiş ve iniş takımının tasarımı için harcanan sürenin kısaltılması, üretimdeki yanlışlıkları en aza indirmek için sistemin doğruluk oranının bilgisayar ortamında defelarca yapılabilecek analizlerle test edilebileceğini, yapısal olarak sistemin taşımak zorunda olduğu yükü azaltmanın ve yolcu konforu için sistemde oluşacak birden fazla overshootu önlemenin rake açılı seviye ölçüm pininin yüzey alanının en iyilemesiyle gerçekleştirilebileceğini, sistemin bu sayede ömür süresinin artırılabileceğini açığa çıkarmıştır.
  • Öge
    A probabilistic guidance approach to swarm-to-swarm engagement problem
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 2020) Uzun, Samet ; Üre, Nazım Kemal ; Uçak ve Uzay Mühendisliği
    This thesis introduces a probabilistic guidance approach for the swarm-to-swarm engagement problem. The idea is based on driving the controlled swarm towards an adversary swarm, where the adversary swarm aims to converge to a stationary distribution that corresponds to a defended base location. The probabilistic approach is based on designing a Markov chain for the distribution of the swarm to converge a stationary distribution. This approach is decentralized, so each agent can propagate its position independently of other agents. Our main contribution is the formulation of the swarm-to-swarm engagement as an optimization problem where the population of each swarm decays with each engagement and determining a desired distribution for the controlled swarm to converge time-varying distribution and eliminate agents of the adversary swarm until adversary swarm enters the defended base location. We propose a novel time-inhomogeneous Markov chain method, which resembles the Metropolis-Hastings algorithm in some aspects. This algorithm is local-information based, and designing a Markov chain is feasible for large state-spaces. In the time-inhomogeneous Markov chain method, unlike some homogeneous Markov chain methods such as Metropolis-Hastings algorithm or convex optimization based linear matrix inequality approach, the number of transitions of the agents decreases as convergence increases. We also propose a novel density diffusion based method to design a Markov chain for the zero states of the desired distribution. This method can be used in conjunction with other proposed Markov chain designing methods to improve both the convergence rate and the computation time of the engagement solution. All proposed Markov chain designing methods guarantee convergence only if all non-zero states of the desired distribution are strongly connected amongst themselves which means that transition between any two non-zero states is possible only using other non-zero states. However, non-zero states of the desired distribution may not be strongly connected eventually for the blue swarm since the distribution of the red swarm cannot be controlled. We also propose a strategy for these situations to converge each strongly connected part of the desired distributions separately to converge to the global desired distribution. We demonstrate the validity of all proposed approaches on several swarm engagement scenarios.